(57)【要約】【解決手段】航空機（１０，１１０）は、中央に据えられる胴体（１２）、及び胴体（１２）の反対側で横方向に延びる一対の半翼（１４）を備える主翼体を備え、各半翼（１４）は、空気力学的な制御として働く方向付け可能な水平表面又は平面、及び固定小翼（１６）を備える。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
中央に位置付けられる胴体（１２）と、胴体（１２）の横方向に相対する側で延びる一対の半翼（１４）を備える主翼体とを備え、
各半翼（１４）は、空気力学的制御機能を果たす、少なくとも一つの方向付け可能な水平表面又は平面と、固定された小翼（１６）とを備える、
無尾翼無人航空機（１０，１１０）。
【請求項２】
各半翼（１４）は、スイープ翼である、
請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
各半翼（１４）は、１０°から５０°で変動する前縁のスイープ角を有する、
請求項２に記載の航空機。
【請求項４】
各小翼（１６）は、各半翼（１４）の残りの部分に対して、垂直又は傾斜して延びる、
請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項５】
各半翼（１４）は、各小翼（１６）に格納可能な翼下輪（１８）を備える、
請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項６】
各翼下輪（１８）は、各小翼（１６）に沿ってスライド可能に制御される可動フレーム（２０）に装着される、
請求項５に記載の航空機。
【請求項７】
可動フレーム（２０）は、半翼（１４）の残りの部分に小翼（１６）を連結する領域を実質的に補完する形状を有する、
請求項６に記載の航空機。
【請求項８】
可動フレーム（２０）は、実質的にＪ又はＬの形状を有し、
各翼下輪（１８）は前記Ｊ又はＬの末端に装着される、
請求項７に記載の航空機。
【請求項９】
翼下輪（１８）及び関連する可動フレーム（２０）は、格納ポジションにあり、
翼下輪（１８）及び可動フレーム（２０）は、半翼１４の残りの部分に小翼１６を連結する領域に補完的に奥まって位置付けられる各覆い２２に、完全に挿入され、隠れた状態で支えられる、
請求項７又は８に記載の航空機。
【請求項１０】
更に、着陸ギア（２２，２４）を備える、
請求項１から９のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項１１】
着陸ギア（２２，２４）は、胴体（１２）に格納可能に装着され、中央で航空機を支持するよう設計される、
請求項１０に記載の航空機。
【請求項１２】
着陸ギアは、機首着陸ギア（２４）と、主着陸ギア（２６）を備える、
請求項１１に記載の航空機。
【請求項１３】
着陸ギア（２４，２６）は、胴体（１２）の前後軸（Ｘ−Ｘ）に沿って配列される、
請求項１２に記載の航空機。
【請求項１４】
着陸ギア（２４，２６）は、胴体（１２）の腹部に位置付けられる単一の区画に格納可能である、
請求項１３に記載の航空機。
【請求項１５】
前記区画は、胴体（１２）の中央部に、主縦拡張部を有する、
請求項１４に記載の航空機。
【請求項１６】
前記区画は、胴体（１２）の腹部に位置付けられる少なくとも一つの扉の手段で制御されて開閉される、
請求項１４又は１５に記載の航空機。
【請求項１７】
前記着陸ギアは、半翼の領域に格納可能に装着される、
請求項１０に記載の航空機。
【請求項１８】
更に、航空機に近づく物体や標的の存在を検出又は判定するために配置される探知装置（２８，３０）を備える、
請求項１から１７のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項１９】
探知装置は、複数のレーダー装置（２８，３０）を備える、
請求項１８に記載の航空機。
【請求項２０】
探知装置は、前方レーダー装置（２８）と、胴体（１２）の各側部に少なくとも一つ設置される後方レーダー装置（３０）を備える、
請求項１９に記載の航空機。
【請求項２１】
前方レーダー装置（２８）は、胴体（１２）における前方の特に先端部に位置付けられる、
請求項２０に記載の航空機。
【請求項２２】
少なくとも一つの後方レーダー装置（３０）は、胴体（１２）の側部で、前方レーダー装置（２８）の後ろ側に位置付けられる、
請求項２１に記載の航空機。
【請求項２３】
少なくとも一つの後方レーダー装置（３０）は、半翼（１４）の後ろ側に位置付けられる、
請求項２１に記載の航空機。
【請求項２４】
レーダー装置（２８，３０）は、胴体１２の腹部（１２ａ）に位置付けられる、
請求項１９から２３のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項２５】
前方レーダー装置（２８）は、約１８０°の前方側方位角走査範囲（Ａ）を有する、
請求項２０から２４のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項２６】
前記前方側範囲（Ａ）は、胴体（１２）の前後軸（Ｘ−Ｘ）を中心とする、
請求項２５に記載の航空機。
【請求項２７】
少なくとも一つの後方レーダー装置（３０）は、約１２０°の後方側方位角走査範囲（Ｂ）を有する、
請求項２０から２６のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項２８】
前記後方側範囲（Ｂ）は、胴体（１２）の横軸（Ｙ−Ｙ）を中心とする、
請求項２７に記載の航空機。
【請求項２９】
前方レーダー装置（２８）は、
−  特に横軸（Ｙ−Ｙ）に対する高度、及び
−  特に胴体（１２）の垂直軸（Ｚ−Ｚ）に対する方位角、
の間で選択される少なくとも一つのパラメータで制御される方法で可動である、
請求項２０から２８のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３０】
少なくとも一つの後方レーダー装置（３０）は、固定される方法で装着される、
請求項２０から２９のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３１】
更に、エンジン（３２，３４）を備える、
請求項１から３０のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３２】
エンジン（３２，３４）は、胴体（１２）の後方に位置付けられる、
請求項３１に記載の航空機。
【請求項３３】
エンジン（３２）は、胴体（１２）の背部に装着される、
請求項３２に記載の航空機。
【請求項３４】
エンジン（３４）は、胴体（１２）の後部の領域に装着される、
請求項３２に記載の航空機。
【請求項３５】
前記エンジンは、タービン（３２）である、
請求項３１から３４のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３６】
前記エンジンは、往復機関（３４）である、
請求項３１から３４のいずれか一項に記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、無尾翼無人航空機（tail-less unmanned aerial vehicle）に関する。
【背景技術】
【０００２】
所謂‘無尾翼’航空機は、尾翼や尾部のアセンブリのない航空機であり、典型的に安定目的を果たし、水平表面又は平面を含む（例えば、固定状安定化装置（fixed stabilizer）や、特に、安定化装置に対してヒンジ連結された可動昇降装置）。一方、無尾翼航空機において、利用可能な水平表面又は平面のみが、主翼に装着され、空力制御や安定化の機能を果たす。
【０００３】
一般に小型無人機と呼ばれ、UAV/RPAS（‘無人航空機（unmanned aerial vehicle）’／‘遠隔操縦航空機システム（remotely piloted aircraft system）’）として規定される無尾翼航空機の利用が、知られている。操縦士が、遠隔地から航空機を制御するため、その名の通り、これらの航空機は、機内搭乗員の存在を求めない。航空機のこの型の使用は、しっかりとした基盤を持ち、民事及び軍事分野で非常に多くの動作応用を期待できる。
【０００４】
ＵＡＶ無尾翼航空機は、通常、三角形又は菱形形状（構造）を有する‘全翼機（flying wing）’構造を典型的に使用する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の目的は、航続時間（endurance）を最適化でき、同時にレーダー標識の減少を保証する無尾翼無人航空機の構造を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明によれば、全翼機構造を用いるUAV無尾翼機の解決とは異なり、本発明による航空機は、製品のライフサイクル全体（検査、解体される能力など）における多くの利点だけでなく、異なる動作利用のためのセンサー、兵器、燃料の積載量（payload）に関する高い適応性（flexibility）を確かに保証する。
【０００７】
本発明によれば、添付の独立請求項で説明される技術的特徴を有する航空機の手段によって、これと他の目的が達成される。
【０００８】
添付の請求項は、本発明に関する下記詳細な説明で提供される技術的教示の不可欠の部分である。特に、添付の独立請求項は、幾つかの好ましい実施形態を特徴付け、これらの最適な技術的特徴を記述する。
【０００９】
本発明の更なる特徴と利点は、簡潔に後述される添付図面を特に参照し、実施例の方法で提供されるが限定しない下記詳細な説明の熟読の上で最も良く理解される。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】図１は、本発明の典型的な実施形態による、航空機の正面斜視図である。
【図２】図２は、図１に示される航空機の背面斜視図である。
【図３】図３は、前述の図に示される航空機の上方からの俯瞰図である。
【図４】図４は、前述の図に示される航空機の正面図である。
【図５】図５は、前述の図に示される航空機の側面図である。
【図６】図６は、前述の図に示される航空機の上方からの概略平面図である。
【図７】図７ａ及び図７ｂは、前述の図に示される航空機小翼（winglet）の異なる動作条件を示す概略透視図（schematic perspective views）である。
【図８】図８は、本発明の更なる典型的な実施形態による、航空機の正面側斜視図である。
【図９】図９は、本発明の更なる典型的な実施形態による、航空機の背面側斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
図１から図６及び図７ａ、７ｂを参照し、全体として、番号１０は、本発明の典型的な実施形態に従って製造された航空機を示す。
【００１２】
航空機１０は、無尾翼無人航空機（UAV）である。
【００１３】
航空機１０は、中央に位置づけられる胴体１２と、胴体１２の向かい側で各々延びる一対の半翼１４を備える主翼体を備える。
【００１４】
示される実施形態において、胴体１２は、腹部（ventral）又は下部（lower portion）１２ａ（通常の飛行条件において、動作可能なように下方を向く）と、背面（dorsal）又は上部（upper portion）１２ｂ（通常の飛行条件において、動作可能なように上方を向く）とを備える。
【００１５】
示される実施形態において、特に図３を参照すると、前面部（ventral portion）１２ａ及び背面部（dorsal portion）１２ｂは、胴体１２のＸ−Ｘ前後軸に沿った可変幅を含む断面を有する。しかしながら、例として、前面部１２ａ及び背面部１２ｂの各断面の形状は、ほぼ台形形状を有し、特に、同一空間（coinciding）の主又は底面を有する。これらの断面は、適切に形成及び接合され、異なる動作要求を満たす（例えば、空気力学的効率、装備の機能性、電磁気的、熱的、音響的指標など）。
【００１６】
特に図３を参照すると、各半翼１４は、同じスイープ翼（swept wing）を有する。このスイープ翼は、航空力学面、構造面、及び電磁気的指標面（electromagnetic marking aspects）の間の最も良い解決の技術的結果として決定される。特に、前縁のスイープ角（sweep angle）‘α’は、１０°から５０°で変動する。
【００１７】
個々の半翼１４は、高アスペクト比を有し、それ自体知られた（従って、図示する必要のない）水平に方向付け可能で、航空機１０の空気力学的及び安定制御機能を果たす表面又は平面を備える。例えば、これら表面は、半翼１４の後縁に適切に配置される。これら表面は、半翼１４の前縁にないことが好ましい。
【００１８】
前述のように、航空機１０は、後部に置かれる尾部又は胴体１２の先端部（bow）（例えば、先尾翼など）を備えていない。
【００１９】
示される実施形態において、個々の半翼１４の末端は、小翼１６を備える。小翼１６は、半翼１４の全空気力学的効率を改善し、翼端渦流に起因する揚力誘導抵抗を減少する。
【００２０】
示される実施形態において、各小翼１６は、半翼１４のその他の部分と実質的に垂直な方向と一致する縦拡張部を有する。特に、小翼１６は、半翼１４のその他の部分と相対的に垂直に曲げられる。より詳しくは、各小翼１６は、半翼１４のその他の部分と相対的に垂直外側にわずかに曲げられることが好ましい。
【００２１】
示される実施形態において、各小翼１６は固定され、各半翼１４に対して移動可能でなく、可動表面を備えない。
【００２２】
飛行を制御するために胴体１２の後部に位置付けられる伝統的な尾翼の不在と、小翼１６上の可動表面の不在の双方は、レーダー標識及び航空機１０の抵抗を減少させる。
【００２３】
更に、図７ａ及び図７ｂに示されるように、航空機１０は、小翼１６に格納可能な翼下輪１８の対を備える。翼下輪１８は、抽出ポジション（図７ａ）と格納ポジション(図７ｂ)の間で移動可能である。抽出ポジションにおいて、翼下輪１８は、地上で待機する間、回転するよう形状が決められ、その側で航空機１０の支持に貢献する。格納ポジションにおいて、翼下輪１８は、地上から少し離れて留まるよう形状が決められ、その側で航空機１０の支持に貢献しない。翼下輪１８の動作は、例えば、油圧又は電動アクチュエータの操作によって実行される。
【００２４】
特に、個々の翼下輪１８は、各小翼１６に沿ってスライド可能に制御される可動フレーム２０に装着される。
【００２５】
特に、可動フレーム２０は、前記半翼１４の残りの部分に小翼１６を連結する領域を実質的に補完する形状を有する。示される実施形態において、可動フレーム２０は、実質的にＪ又はＬの形状を有し、各翼下輪１８は、前記Ｊ又はＬの末端に装着される。
【００２６】
好ましくは、翼下輪１８及び関連する可動フレーム２０が格納ポジションにある際、それらは、完全に挿入され、半翼１４の残りの部分に小翼１６を連結する領域に補完的に奥まって位置付けられる各覆い（housing）２２に隠れた状態で支えられる（図７ｂ参照）。
【００２７】
更に、航空機１０は、胴体１２に格納可能な着陸ギア機構（特に、図４及び図５で示される）を備え、従って、非飛行時、航空機の中央部を支持する形状を有する。
【００２８】
好ましくは、着陸ギア機構は、機首着陸ギア２４及び主着陸ギア２６を備え、双方とも車輪（番号付されない）を備える二輪型着陸機構である。
【００２９】
示される実施形態において、着陸ギア２４，２６は、胴体１２のＸ−Ｘ前後軸に沿って並べられる。
【００３０】
特に、着陸ギア２４及び２６は、格納可能な方法で、胴体１２の前方と後方にそれぞれ装着される。より詳細には、着陸ギア２４，２６は、胴体１２に対して、抽出（又は動作）状態及び格納（又は保管）状態の間で装着される。
【００３１】
好ましくは、着陸ギア２４，２６は、胴体１２の腹部に位置付けられる単一の区画（示さない）に格納可能であり、特に、主縦拡張部をその真ん中に有する。
【００３２】
示される実施形態において、前記区画は、スライド手段又は胴体１２の腹部に位置付けられる扉（leaf doors）（示さない）によって制御される方法で開閉され、着陸ギア２４，２６を外側に突き出し、そのような着陸ギアを内側に各々保管する。
【００３３】
着陸ギア機構と翼下輪１８を備える配置によって、製造者が、着陸ギア２４，２６を受けるために使用される区画２８に占められるスペースのみならず、翼を最適化することを許容する。更に、この配置は、全体のレーダー標識に関する利点を伴いながら、着陸ギア２４，２６を動作するために使用される運動機構や動力学的機構を単純化する。特に、前述のように、この解決策は、胴体１２に着陸ギア２４，２６を保管し、各小翼１６に個々の翼下輪１８を保管することを有利に許容する。
【００３４】
更に、着陸ギア２４，２６、機械的な駆動や係止手段、訂正姿勢に関する警報や固定手段、関連する扉の操作手段を含む例が、単一の制御システムを構成することを有利に可能にする。更に、胴体１２の腹部に位置付けられる単一の区画の好ましい使用によって、製造者が、翼に燃料庫の容積を分配できる。事実問題として、胴体１２に収納される燃料の全体量は、減少され、飛行中、軽量構造効果を導く。
【００３５】
更に、個々の着陸ギア２４，２６は、強い横風を伴うときでさえ、航空機１０の離陸及び着陸間の安全制御を促す、それぞれ自立したステアリング（かじ取り）装置を有することが好ましい。
【００３６】
好ましくは、航空機１０は、その飛行時、航空機に近づく物体や標的の存在を検出又は判定するために配置される探知装置を更に備える。
【００３７】
特に、探知装置は、胴体１２に取り付けられる複数のレーダー装置を使用する。示される実施形態において、特に図６を参照すると、探知装置は、前方レーダー装置２８及び胴体１２に取り付けられる一対の後方レーダー装置３０を備える。
【００３８】
前方レーダー装置２８は、胴体１２の前方の特に先端部位置に位置付けられる。
【００３９】
後方レーダー装置３０は、胴体１２の側部で、前方レーダー装置２８の後ろ側に位置付けられる。特に、後方レーダー装置３０は、半翼１４の後ろ側であって、胴体１２の横方向に相対して位置付けられる。
【００４０】
示される実施形態において、レーダー装置２８，３０は、胴体１２の腹部１２ａに位置付けられる。
【００４１】
好ましくは、前方レーダー装置２８は、特に、胴体１２の前後軸Ｘ−Ｘの中心の約１８０°に係る前方側方位角走査範囲Ａ（front azimuthal scanning range、図６の破線で示される）を有する。
【００４２】
好ましくは、各後方レーダーは、特に、胴体１２の横軸Ｙ−Ｙの中心の約１２０°に係る後方側方位角走査範囲Ｂ（lateral azimuthal scanning range、図６の破線で示される）を有する。前記横軸Ｙ−Ｙは、前後軸Ｘ−Ｘに垂直であり、好ましくは、半翼１４の後ろ側に位置付けられる。
【００４３】
任意には、示される実施形態は、制御下で、前方レーダー装置２８の位置を胴体１２の横軸Ｙ−Ｙに対する高度の中で（すなわち、ＸＺ平面に対して）、及び／又は胴体１２の垂直軸Ｚ−Ｚに対する方位角の中で（すなわち、ＸＹ平面に対して）変更する可能性を保証する。この動作の可能性は、例えば、胴体１２に固定するジンバル（gimbal）の手段によって得られる。
【００４４】
示される実施形態において、後方レーダー装置３０の位置は固定される。
【００４５】
好ましくは、レーダー装置２８，３０は、胴体１２の内側に装着され、そのため、輪郭外側（outside of the profile）に配列する外側の胴体を避ける。これは、空気力学及び航空機１０のレーダー標識の同時改善を可能とする。
【００４６】
航空機１０の探知装置によって提供される広方位角範囲及び高度走査能は、‘状況認識（situational awareness）’及び‘感知と回避（sense and avoid）’として知られる有利な特徴をもたらす。そのため、特に、航空機１０は、非分離的領空において、非協力的航空機の存在、特に、‘侵入者’（すなわち、応答装置を備えない航空機）を含む統合を支持する。従って、この探知装置ソリューションは、３００°を超える走査方位角を許容し、そのため、搭乗員を含む従来の航空機に関して、これまで効果的であった視界区域を対象とする。
【００４７】
本発明により示される実施形態において、航空機のエンジンは、タービン３２であり、例として、胴体１２の後方に装着される。
【００４８】
好ましくは、タービン３２は、胴体１２の背部分に装着される。
【００４９】
図８及び９を参照すると、全体として、番号１０は、本発明の更なる典型的な実施形態に従って製造される航空機を示す。この実施形態は、これまでの図で示されるものの代替である。
【００５０】
前述の実施形態と同様のもの、又は同様の機能を満たす細部や要素は、同じ英数字の参照記号と関連付けられる。簡潔のため、これらの細部や要素の記述は、以下繰り返されないが、参照記号は、前述の実施形態の記述でこれまで説明されたこととされる。
【００５１】
図８及び図９において、航空機１１０のエンジンは、往復機関（reciprocating engine）３４であり、特に、ピストンで動作する。
【００５２】
更に、往復機関３４は、胴体１２の後方に位置づけられる。例えば、往復機関３４は、胴体１２の後部（船尾，stern）の領域に位置づけられる。示される実施形態において、往復機関３４は、実質的に胴体の前後軸Ｘ−Ｘ周りを回転するプロペラ羽根に連結する駆動シャフトを有する。
【００５３】
任意には、示される実施形態において、三輪着陸ギア機構も適用できる。この異形によれば、胴体１２に代わり、二つの半翼１４に格納可能に装着される主着陸ギア（図示されない）があってもよい。
【００５４】
当然ながら、本発明の原理が同じままの実施形態、及び実施細部は、添付の請求の範囲で規定される保護範囲から離れることなく、前述された非制限例の方法に関して広く変化可能である。
【図１】
2019509213.tif 000003
【図２】
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【図３】
2019509213.tif 000005
【図４】
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【図５】
2019509213.tif 000007
【図６】
2019509213.tif 000008
【図７ａ】
2019509213.tif 000009
【図７ｂ】
2019509213.tif 000010
【図８】
2019509213.tif 000011
【図９】
2019509213.tif 000012
【国際調査報告】
2019509213.tif 000013
2019509213.tif 000014
2019509213.tif 000015